Были или нет американцы на Луне?

Цитата: Лунный Гоблин
Это "ВСЁ" на аполлоне 7 включает:
устранение неприемлемых колебаний Pogо первой ступени, работу кластера двигателей J-2 второй ступени, рестарт двигателя J-2 третьей ступени? (намек: эти критические части всего проекта  не отработали на аполлончике 6)

Вдогонку, пример о Союзе:

Цитата
Первый лётный экземпляр корабля "Союз" был изготовлен к осени 1966 г. и направлен на техническую позицию.

По плану лётных испытаний были намечены три беспилотных пуска и затем испытательный пилотируемый полёт. Сами лётные испытания складывались трудно и драматично.

Первый запуск КК "Союз" (заводской N1) был проведён 28 ноября 1966 г. под названием "Космос-133". Корабль не удалось штатно вернуть на Землю из-за неправильной полярности двигателей причаливания и ориентации по крену и управляющих сопел дублирующего корректирующего двигателя по тангажу и рысканию. Корабль был ликвидирован системой аварийного подрыва.

Второй запуск КК "Союз" (заводской N2) планировался 14 декабря 1966 г. Но в конце предстартовой подготовки в момент запуска двигателей ракеты-носителя произошло их аварийное выключение, с РН было снято электропитание, и замкнувшиеся концевые контакты выдали команду "Авария". Автоматика САС, опрашивающая концевые контакты, после отделения кабель-мачты оставалась запитанной, приняла команду "Авария" и привела в действие средства спасения. При старте отделяемого головного блока в момент расстыковки гидроразъёмов пролилась охлаждающая жидкость типа изооктана, что при работе пиросредств привело к возгоранию оставшейся части корабля. Огонь распространился на перекисные баки, затем - на топливные, вызвав пожар и взрыв РН и разрушение старта. САС сработал без замечаний.

По результатам анализа аварии были проведены доработки, включавшие блокирование всех параметров аварийности до команды "Контакта подъёма", введение отбоя и взведения САС по транзитным цепям на РН, минуя кабель-мачту, установку самозапирающихся клапанов на трубопроводах системы терморегулирования и установку огнетушителей на головном обтекателе, а также введение противопожарной обмотки кабелей, охлаждающая жидкость была заменена антифризом.

Следующий беспилотный запуск корабля "Союз" (заводской N3) состоялся 7 февраля 1967 г. под названием "Космос-140". После двухсуточного полёта был выдан тормозной импульс и корабль начал спуск. Поисковые средства, пользуясь данными КВ-пеленга, обнаружили спускаемый аппарат не в расчётной точке, а существенно западнее, на льду Аральского моря, что свидетельствовало об автоматическом переходе с управляемого на резервный баллистический спуск. С воздуха был хорошо виден СА и растянувшийся на льду парашют. Через некоторое время СА затонул. Подъём СА, которым руководил генерал-майор ВВС С.Ф.Долгушин, проводились силами поисково-спасательной службы ВВС.

Послеполётный анализ результатов первой посадки КК "Союза" показал, что причиной прогара было нарушение целостности лобового теплозащитного экрана (щита). По центру щита располагалось технологическое отверстие, которое при сборке закрывалось винтовой пробкой, устанавливаемой на клею. Что случилось с этой пробкой, точно установить не удалось. На льду были найдены только отдельные куски сбрасываемого теплозащитного экрана, распавшегося при ударе о лед. Его основная часть не была обнаружена, несмотря на длительные поиски на льду и под водой. Однако, один из кусков щита имел участок резьбы под пробку со следами обгара. Решение было очевидным: исключить технологическое отверстие и сделать щит монолитным, одновременно частично разгрузить за счёт установки бобышек, опиравшихся на переднее днище аппарата.

Анализом было установлено также, что некоторые фрагменты боковой тепловой защиты требуют усиления. В связи с этим во всех сомнительных зонах были установлены накладки из фторолона, который сублимирует при температуре около 600 °С, снижая тем самым теплопотоки к поверхности аппарата.

Результаты трёх беспилотных пусков были тщательно проанализированы, а рекомендации по выявленным замечаниям полностью выполнены.

Пилотируемый пуск КК "Союза" (заводской N4) с космонавтом В.М.Комаровым на борту был осуществлен 23 апреля 1967 г. После выведения на орбиту выяснилось, что не раскрылась одна из двух панелей солнечных батарей, практически не работал датчик солнечно-звёздной ориентации, а ориентация батарей на Солнце выполнялась вручную.

В это время на техническом комплексе был готов к пуску второй корабль с экипажем из трёх человек, который должен был сблизиться с первым и осуществить стыковку. В связи с серьезными замечаниями, выявленными на борту КК "Союз-1", было принято решение: пуск второго корабля отменить и осуществить спуск КК "Союз-1" досрочно.

24 апреля 1967 г. корабль пошёл на посадку. Ничто не предвещало беды. Внезапно прервалась связь. Начала нарастать тревога. Через несколько часов стало ясно, что произошла катастрофа и В.М.Комаров погиб при приземлении.

Аварийно спасательный отряд приступил к работе. С самолета Ил-14 обнаружили СА и парашют рядом с ним. В связи с признаками пожара была сброшена парашютно-десантная группа, которая обнаружила разбитый и горящий СА. С помощью ручных огнетушителей пожар был потушен.

Из обломков разбитого СА извлекли обгоревшие останки В.М.Комарова.

Правительственная комиссия, председателем которой был начальник ЛИИ МАП В.В.Уткин, после анализа всех обстоятельств посадки и проведения ряда экспериментов установила, что трагедия случилась из-за невыхода из контейнера блока (упаковки) основного парашюта. Автоматика СА зафиксировала повышенную скорость и ввела в поток запасную парашютную систему, но её купол не наполнился, так как был затенен тормозным парашютом, жёстко связанным с невышедшей из контейнера упаковкой основного.

Итак, третий запуск прошел не "чисто", и все же дали добро на пилотируемый запуск. Результат известен. Или Вы думаете Американци не спешили как и мы?

Цитата: Lexx от 04.08.2010 00:24:21
Очередная куча глупостей простыня от перегрева, даже скучно. И снова сути _о(о малое для тех кто альтернативно одарен) от объема сообщения. И как обычно тупая уверенность в том, что в теме скачков уже все разобранно. Перегрев, навалив кучу мало относящейся к сути информации про обтекатели, скачки уплотнения и углы отклонения скачков, вы наивно полагаете что тема лажи от Покровского раскрыта. Низачот  :D

Да, ладно предводитель. Не надо делать такое угрюмое лицо. И нестоит с таким непростым жалом вываливать свое собственное ИМХО. Покудова, кроме мантры: "Читайте Покровского, и будет Вам щастье у него все написано", я от Вас вообще ничего не услышал.

Цитата
В научных работах по физике и математике есть один прием, которым пользуются, когда хотят скрыть большой объем промежуточных вычислений. (Надеюсь, после одного семестра в ВУЗе у вас остались хоть отголоски воспоминаний об этом). Называется этот прием "очевидно, что ...". Может использоваться в явном (когда есть эта фраза, после которой следует некое утверждение) и неявном (фразы нет, автор обычно сразу переходит к основной части) виде.

А еще подобный прием широко применяется околонаучных статейках коспирологического плана, что бы скрыть натяжки и фальсификации.

Цитата
Так вот, у Покровского этот прием используется в неявном виде. Напомню для особо альтернативно одаренных, углы он оссчитывает не от обтекателя, а от переходника. Этому, очевидно, есть причина, но Поковский о ней умалчивает.

Есть, и понятно почему умалчивает. Потому что это единственный угол при котором получается 22.5 градуса при 3М. Правда тела с таким углом в ракете не сущестсвует, оно виртуальное, но кого это интересует, если по другому не получается?

Цитата
И если вы пытаетесь опровергнуть Покровского, то вам необходимо найти ошибку в его вычислениях, т е привести свои, показывающие что он не прав. И волоча сюда кучу разных порнографических фотографий, вы этого не добьетесь.

Да не вопрос. Отсюда http://www.supernovu…php?doc=62 Скорость ракеты по Покровскому 1150-1200 м/с. Скорость звука на высоте 65 км-308 м/с. Получается М=3,73-3,89. Конус в 9,5 градусов. Считаем по советской формуле-получаем угол наклона скачка 19,08-18,53. Ищем на фотографии...Куда же Вы, предводитель?
http://www.supernovu…php?doc=62

Цитата
Чисто из любви к исскуству, дам вам маячок - посчитайте площадь проекции обтекателя и переходника(если гипертрофировать (знаете что это такое?  :D), поставьте на место обтекателя 10 см гвоздь с такими же углами, и оцените, что изменится), после чего вы сможете прикинуть .... достаточно для начала. Удачи  ;D

Нихрена не достаточно. Загадками изволите выражаться товарищ лучший друг аэродинамиков. Я например вообще ничего не понял. Щаз последует текст: "Читайте Покровского, Покровский вечный источник знаний".

Цитата: Gexagen от 04.08.2010 01:02:24
Вдогонку, пример о Союзе:
Итак, третий запуск прошел не "чисто", и все же дали добро на пилотируемый запуск. Результат известен.

В традициях проектов России такое решение было почти незбежным; это понимают и "на западе": http://www.youtube.c…eFbAa0NeDk
Вероятно, в USA поступили бы также, но из методических соображений.

Цитата: Gexagen от 04.08.2010 01:02:24
Или Вы думаете Американци не спешили как и мы?

Дело не в спешке.  Такие проекты как "Аполлон" в USA закрывают по методике [Risk Project Management], по финансовым интересам заказчика [отрубать концы - writeoff] и политическим причинам делают [Damage Control].
Поэтому решение об апполончике-8 можно объяснить только извне первоначального проекта "We choose to go to the moon" (JFK).

Цитата: Лунный Гоблин
А вы почитайте, почитайте по ссылкам (английский язык не проблема у Вас?)
http://glav.su/forum…#msg704368
http://glav.su/forum…#msg704453

А зачем вы ссылаетесь на себя любимого?
Покажите конкретно документ на английском (если мы неправильно перевели) из НАСА! а не Покровского в котором говорится о том что "трясся болезный на 6-ом апполончике" (ц)
в ваших ссылках я этого не нашел.

Цитата: транаец
Ситуация действительно весьма похожа - как для США, так и для СССР был выгоден противник, играющий по тем же правилам, поскольку позволяла без труда разыгрывать карту
обоснованного доминирования на своей зоне интересов и совместного уничтожения несогласных с такой позицией.

И вы считаете, что СССР было выгодно прятать ЭТОТ "секрет"?
Или же выгоднее "опустить" рейтинг значение США на весь мир обвинив и доказав! факт вранья и неспособность догнать СССР в космосе и как следствие в доставке ЯО до цели.

Или что ВСЕ спец службы и военные в том числе не смогли увидеть ракету падающую в Бискайский залив, а так же двойное ведение трансляции на луну и обратно или видимое отсутствие спутника на орбите луны и т.п.
Предложите свой вариант полного проведения аферы, который не смогли раскрыть СССР.

Цитата: Gexagen от 04.08.2010 02:20:42
И вы считаете, что СССР было выгодно прятать ЭТОТ "секрет"?

Именно так предложил Наш приятель: http://en.wikipedia.…s_Nash,_Jr.
http://en.wikipedia.…quilibrium в холодной войне (Ядерный Паритет = MAD)
был достигнут только к середине 70-х.

Цитата
Или же выгоднее "опустить" рейтинг значение США на весь мир обвинив и доказав! факт вранья и неспособность догнать СССР в космосе и как следствие в доставке ЯО до цели.

http://www.youtube.c…t3r2SHhzLU
http://en.wikipedia.org/wiki/Missile_gap


http://en.wikipedia.…-1975_.jpg


Кубрика когда вам показали

http://en.wikipedia.…trangelove

Решил добавить размышления на счёт красного цвета пламени.
Как уже неоднократно говорил Север - красный цвет признак отвратительной работы двигателя. Кто работал с паяльной лампой знает, что при этом она не греет, а переход от неправильной работы к нормальной происходит не постепенно , а скачком.
Вот решил немного дополнить это цифрами.
Керосин представляет собой смесь фракций с примерной формулой С12Н26 - атомный вес 170
Для полного сгорания молекулы требуется 37 атомов кислорода - вес 592 , стехиометрия 3.48
Стехиометрия не применяется по причине больших давлений и температур в КС.
Понизив соотношение до 2.75 теряется всего 5% импульса по причине , что в этом случае углерод окисляется не до двуокиси, а до монооксида СО.
При этом несгоревший СО догорает уже вне двигателя в кислороде воздуха.
Атомная масса СО существенно меньше чем СО2 и это обстоятельство частично компенсирует неполное сгорание углерода в КС, поскольку в формулу тяги ЖРД входит атомная масса.
Чтобы сжечь С12Н26 до СО и Н20 нужно 25 атомов кислорода - вес 400 - соотношение компонентов 2.35.
(Именно такое хотели получить в F-1, но почему-то выбрали ещё меньше - 2.25)
Однако, мы знаем, что моноокись углерода горит голубым пламенем.
Что же получается, когда при заданном соотношении компонентов пламя из синего превращается в красное?
Логично, что при плохом перемешивании смеси в КС (именно это происходит с непрогретой паяльной лампой, когда она даёт красный хвост),
часть керосина сгорает полностью до СО2, а остальному горючему  не хватает окислителя и оно просто выбрасывается наружу , разлагаясь с поглощением тепла  на сажу и водород. Сгорают они уже не в камере сгорания , а на воздухе, при этом горящая сажа даёт нам характерный красный цвет.
Вот чем опасно применение низких соотношений топлива к окислителю.
На второй фотке видна закопчёная ракета с нормальным хвостом.



Версия - что могло произойти с двигателем:
F-1 не имел регулируемого насадка, поэтому на старте атмосферное давление было больше номинального (по данным перегрева 0.3атм).
По мере увеличения скорости и высоты давление падало и двигатель из режима недорасширения прешёл в перерасширение. Газы стали затекать под обтекатели сопла. По мере дальнейшего падения давления их там становилось всё больше и больше и они образовали область устойчивого горения в местах между обтекателями сопел в потоке набегающего воздуха. Это хорошо видно на картинке 15-ого аполлона.
http://www.hq.nasa.g…1103HR.jpg
Этот фронт горения усиливал натекание газов - потом произошёл заброс давления.
При этом давление поднялось настолько, что сделало невозможным правильную работу двигателя,  режим работы КС стал нештатным, давление в ней упало, сопло Лаваля превратилось в трубку Вентури, а двигатель в огнемёт с дозвуковой скоростью выброса газов (порядка 800 м\с учитывая температуру (- так вот зачем понадобились волшебные сплавы несмотря на огромный запас по охлаждению  :D)).

С набором высоты внешнее давление становилось всё меньше и область горения продвигается всё выше и выше. На внешнем фронте горения образуется скачок уплотнения, который со временем стал косым, что мы хорошо наблюдаем на видео.
Ракета разумеется при этом не разгонялась, но продолжала набирать высоту. Когда воздуха стало нехватать для поддержания горения факел погас, давление упало и двигатель снова перешёл в нормальный режим, что тоже явно видно на видео. Это произошло за 20 секунд до разделения ступеней. Скорость на этот момент была оценена мной в 2.2М. Вот за эти 20 секунд ракета двигалась уже с правильным ускорением примерно 4g(по timeline) и в результате набрала скорость порядка 3М.

Здравствуйте, дорогие участники этой наиважнейшей части форума.
Гут таг!
Барух шем квод мальхуто леолам ваэд!
Гамаржоба, генацвале!
А по-украински не могу, звиняйте.
(аж самому приятно, какой я толерантный)
- -
Поскольку специализируюсь на публичной и доказанной брехне насы, счастлив предоставить ещё одну ссылку. - www.geokhi.ru/~meteorit/moonusa.html
Небожитель спускается и вещает нам, убогим:
"Тогда остается единственная возможность: показать, что эти ученые - либо дураки, либо мошенники."
--------------------------------------------------------------------------
Хотелось бы ответить М.А.Назарову, Доктору геолого-минералогических наук
Зав.лабораторией метеоритики ГЕОХИ РАН. - Среди учёных имеются и дураки, и мошенники. В насе это общее место. К сожалению, у нас в стране оне тоже имеются, среди этого контингента.

--------------------------------------------------------------------------
Цитата из статейки.
В США научный персонал в основном не имеет постоянной работы. Там ученые работают по проектам 2-3 года, затем им приходится писать новый проект, менять институт, переезжать в другой город. Для них смена тематики - обычное дело. Поэтому для исследования лунного вещества в США быстро были найдены научные кадры. Достаточно было объявить, что НАСА открывает финансирование научных работ по данному проекту.
ПРОСТО ПЕСНЯ

Цитата: транаец от 05.08.2010 04:36:54
Решил добавить размышления на счёт красного цвета пламени.
Как уже неоднократно говорил Север - красный цвет признак отвратительной работы двигателя. Кто работал с паяльной лампой знает, что при этом она не греет, а переход от неправильной работы к нормальной происходит не постепенно , а скачком.
**********************************************************************************************
***************************************************************************************************  
С набором высоты внешнее давление становилось всё меньше и область горения продвигается всё выше и выше. На внешнем фронте горения образуется скачок уплотнения, который со временем стал косым, что мы хорошо наблюдаем на видео.
Ракета разумеется при этом не разгонялась, но продолжала набирать высоту. Когда воздуха стало нехватать для поддержания горения факел погас, давление упало и двигатель снова перешёл в нормальный режим, что тоже явно видно на видео. Это произошло за 20 секунд до разделения ступеней. Скорость на этот момент была оценена мной в 2.2М. Вот за эти 20 секунд ракета двигалась уже с правильным ускорением примерно 4g(по timeline) и в результате набрала скорость порядка 3М.

Как я и говорил и предполагал...транаец практически сразу ответил на этот вопрос,
который я как викторину задавал всем...
...почему у Аполона, факел пламени при выходе из плотных атмосферы, всё рыжее и рыжее..
да действительно пока была атмосфера, производился дожиг смеси, несгоревших остатков топлива...
в конце хвоста, отнимая для этого кислород у атмосферы...
но вот когда плотные слои атмосферы закончились...то..да...всё, этого кислорода не стало хватать,
и цвет пламени изменился...тут же ,
а это батеньки мои из среды защитничков лунной программы,
говорит об неправильной работе "лунного" двигателя изначально...и с самого начала...

почему это происходит...
да всё очень просто,..при таких гиганстких размерах "лунных" двигателей США,
и соответственно, колосальных расходах смесей топлива на единицу времени...
ПРОСТО НЕРЕАЛЬНО, правильно распылить смесь таким образом,
чтобы она выгорала в КС, полностью и без остатка...
и поэтому значительная часть топливной смеси, улетала не выгорая за пределы сопла,
где собственно и производилось её дожигание,..но только пока была атмосфера...
...а вот когда, её не стало...то и выжигание несгоревших до конца продуктов горения,
практически прекратилось...

что делать ?...
делать меньше расход топлива и кислорода, не имеет смысла, так как
в этом случае, мы получаем практически на 100% нестабильную субстанцию этого агрегата...
да и тяга, как-то меньше..
да и сама гигансткая конструкция не предполагает к такому режиму работы...
...значит оставлять режим такой, какой он собственно и есть...со своими недостатками,
которые мы расмотрели выше...
...то есть американцы выбрали из двух зол...меньшее...
которое впрочем тоже не дало ожидаемого результата...
тяга оставалась по прежнему на низком уровне...КПД "лунного" двигателя, по прежнему тоже низкий...



_______________________________________________________________________________________

Собственно моя викторина,
на который ответил транаец ...полностью и 100%,
даже больше, чем я ожидал...


Кстати я понял почему у Аполонов при старте...
...пламя жёлтого цвета (лучше конечно голубое)...но всё таки лучше чем рыжее...
а вот при выходе из атмосферы...оно рыжее...то есть самое худшее, какое можно придумать...

и теперь я вспоминаю пост...транаец
где он говорил, что происходит падение тяги и соответственно скорости Аполонов...
при выходе из атмосферы...
так вот я догадался почему именно это так...

[b]транаец, наверное догадался тут-же...
так как он натолкнул меня на эту мысль...
но вот как быть с остальными...кто догадался...тому приз !!!  :)
***

Цитата: trc от 02.08.2010 22:56:32
Так сказать сопоставил для лучшего восприятия, примерно равных по классу ракет.
Результат как мы все видем у NASЫ на лице  :D

а теперь я понял окончательно, на основе предыдущего поста...
почему у Аполона такой тупой угол факела...вот гляжу на портупею...всё тупею и тупею
...да угол всё тупее и тупее по мере продвижения Аполона...вверх...

для меня всё стало ясно  окончательно...
и мне стало ясно, во что вляпалось НАСА, спроектировав такой плохой двигатель как Ф-1...
...МУЖИКИ ЭТО ПОЛНЫЙ УЖАС ДЛЯ НАСА...МЫ ВЫИГРАЛИ У АПОЛОВЕРОВ ОКОНЧАТЕЛЬНО...



Собственно с "лунным" двигателем США, ВСЁ СТАЛО ЯСНО, окончательно и бесповоротно...
такие двигатели надо выбрасывать на помойку...
что собственно они и сделали...
...и ни о каких лунах...американцы пусть не мечтают...
рылом не вышли...

Цитата: жОпаньки !!! от 04.08.2010 16:54:55
А где же фотографии кошек, штандартенфюрер?

До тренировки на кошках вам нужно подрости.
Разберитесь пока с этим:

Цитата: Trofim от 07.07.2010 08:32:42
Вот две фотки. Шлем тот же самый. Угол поворота шлема почти
одинаков, но на верхней фотке фотограф четко и ясно виден.
Его фотик отражен почти по центру кадра. А на нижней
фотографа нет, как нет в зоне видимости фотика. Есть турист
в куртке, стоящий очень далеко и под большим углом к месту
съемки. Может и не турист, а ассистент на съемках с хотдогами
для съемочной группы.



Вопрос не в том - были или не были амеры на Луне, для
меня этот вопрос решен. Вопрос вот в чем - где тот умелец
фотограф на нижнем снимке, который так ловко замаскировался
в сферической зеркальной поверхности с почти круговым
обзором ну или хотя бы где тот фотоаппарат? На верхнем
снимке нам все видно и со многими мелкими деталями, значит
и на нижнем снимке детали(и фотоаппарат в том числе) видны
быть ну просто обязаны.

Цитата: trc от 07.07.2010 14:18:24
Ответа вы наверное не дождетесь, т.к. забанили товарища.
Я бы ответил так: Не верь глазам своим, а верь Опаньки, и NASE.

Нет человека, нет проблем ?:
http://glav.su/forum…#msg699457

"Мы категорически отрицаем возможность "мирового заговора" ученых... Такой заговор был бы невозможен чисто технически, даже если бы у каких-то научных коллективов и возникло желание (достойное всяческого осуждения) такой заговор организовать. Ученых слишком много, они живут в слишком разных странах, и среди них слишком высока доля честных людей, для которых главным "корыстным интересом" является поиск истины, а не отстаивание каких-то догм, идеологий или традиций. Если уж говорить о "корысти", то для любого нормального ученого обнаружить факт, опровергающий какую-либо устоявшуюся точку зрения - это кладезь, золотое дно, мечта всей жизни. Такая находка дает ученому шанс войти в историю."
http://evolbiol.ru/e…ontroversy

Опровергатели везде одинаковы.  ;)

Цитата: Лунный Гоблин

Опять флуд и троллинг пошёл.

Цитата: жОпаньки !!! от 01.07.2010 01:57:06
Я не согласен. Фотки все настоящие.

Докажите.

Цитата: жОпаньки !!! от 05.08.2010 19:39:13
Опять флуд и троллинг пошёл.

Это так ваш босс распорядился?

Цитата: Лунный Гоблин от 11.12.2009 18:05:06

Или обострение парейдолии?

***

Собственно как и предполагалось...
чем больше КС, тем хуже двигатель...
выдающийся ракетчик Токарев расказывает...


Вот что пишет автору о двигателе F-1 специалист  - ракетчик Токарев О.П.: « Двигатель F-1- однокамерный, а РД-170 – четырехкамерный при близкой мощности. Чем крупнее камера сгорания, тем сложнее обеспечить устойчивое горение в ней.

со всеми вытекающими...
я же говорил...

Цитата: транаец от 05.08.2010 04:36:54
Решил добавить размышления на счёт красного цвета пламени.
Как уже неоднократно говорил Север - красный цвет признак отвратительной работы двигателя.

Да уж, Север-крупный специалист по ЖРД.

Цитата
Кто работал с паяльной лампой знает, что при этом она не греет, а переход от неправильной работы к нормальной происходит не постепенно , а скачком.

Ну это само собой разумеется. Каждый кто работал с паяльной лампой-безусловно специалист-ракетчик. А почему нет?

Цитата
Вот решил немного дополнить это цифрами.

Может не стоит?

Цитата
Керосин представляет собой смесь фракций с примерной формулой С12Н26 - атомный вес 170

Вы забыли добавить, что керосины бывают разные, и керосин, керосину рознь. Например Т-1 и РГ-1 это существенно разные керосины, несмотря на то, что оба представляют собой смесь непредельных ароматических углеводородов.

Цитата
Для полного сгорания молекулы требуется 37 атомов кислорода - вес 592 , стехиометрия 3.48
Стехиометрия не применяется по причине больших давлений и температур в КС.

Уберите слово "давлений", а так почти правильно.

Цитата
Понизив соотношение до 2.75 теряется всего 5% импульса по причине , что в этом случае углерод окисляется не до двуокиси, а до монооксида СО.

Вот Вас опять в дебри понесло!

Цитата
При этом несгоревший СО догорает уже вне двигателя в кислороде воздуха.

А если кислорода нету? Например на высоте 67 км? И при расходе  керосина 800 кг/с? С чем там СО догорает?

Цитата
Атомная масса СО существенно меньше чем СО2 и это обстоятельство частично компенсирует неполное сгорание углерода в КС, поскольку в формулу тяги ЖРД входит атомная масса.

В формулу тяги ЖРД атомная масса не входит совсем. В формулу удельного импульса входит молекулярная масса. И не продуктов сгорания, а исходных компонентов.

Цитата
Чтобы сжечь С12Н26 до СО и Н20 нужно 25 атомов кислорода - вес 400 - соотношение компонентов 2.35.
(Именно такое хотели получить в F-1, но почему-то выбрали ещё меньше - 2.25)

В F-1 соотношение компонентов 2,27, но это по двигателю в целом. Уберите расход на ГГ и соотношение по камере станет 2,4-2,45

Цитата
Однако, мы знаем, что моноокись углерода горит голубым пламенем.

Голубым пламенем горит Север, когда пытается вымучить давление в ротовой полости в 2 атмосферы. Как Север получается? И еще откудова Вы знаете, что СО горит голубым пламенем? Почему не зелёным?

Цитата
Что же получается, когда при заданном соотношении компонентов пламя из синего превращается в красное?
Логично, что при плохом перемешивании смеси в КС (именно это происходит с непрогретой паяльной лампой, когда она даёт красный хвост),
часть керосина сгорает полностью до СО2, а остальному горючему  не хватает окислителя и оно просто выбрасывается наружу , разлагаясь с поглощением тепла  на сажу и водород. Сгорают они уже не в камере сгорания , а на воздухе, при этом горящая сажа даёт нам характерный красный цвет.

Транаец, Вам же тысячу раз говорили, что в F-1 выхлоп ГГ выводится в сопловой насадок. ГГ-газ у F-1 восстановительный (с большим избытком горючего). При сгорании в среде кислорода с большим избытком горючего получается газ с большим количеством сажи (углерода) в ГГ.  Вот эта сажа нагревается и светит (не горит). Вот фото работающего ЖРД с углеродным неохлаждаемым насадком.

Вот этот "рыжий" конус и есть насадок. Изначально он чернильно черный. Но при нагреве углерод начинает светиться. То же самое и с Сатурном, выведенный на периферию потока, ГГ-газ содержащий большое количество частичек твердого углерода, нагревается от основного факела и нагретые частички углерода дают этот характерный "рыжий" колер.

Цитата
Вот чем опасно применение низких соотношений топлива к окислителю.

Ну во-первых не топлива, а горючего, а во-вторых-не было там низкого соотношения по камере. 2,4 вполне приличное соотношение, такое же как и у РД-107 и РД-0110.

Цитата
На второй фотке видна закопчёная ракета с нормальным хвостом.

Сравните
 

Цитата
Версия - что могло произойти с двигателем:
F-1 не имел регулируемого насадка, поэтому на старте атмосферное давление было больше номинального (по данным перегрева 0.3атм).
По мере увеличения скорости и высоты давление падало и двигатель из режима недорасширения прешёл в перерасширение.

Наоборот. Из режима перерасширения в режим недорасширения. Что впрочем простительно, я сам постоянно путаюсь. Кстати "регулируемых" насадков не существует.

Цитата
Газы стали затекать под обтекатели сопла. По мере дальнейшего падения давления их там становилось всё больше и больше и они образовали область устойчивого горения в местах между обтекателями сопел в потоке набегающего воздуха. Это хорошо видно на картинке 15-ого аполлона.
http://www.hq.nasa.g…1103HR.jpg
Этот фронт горения усиливал натекание газов - потом произошёл заброс давления.
При этом давление поднялось настолько, что сделало невозможным правильную работу двигателя,  режим работы КС стал нештатным, давление в ней упало, сопло Лаваля превратилось в трубку Вентури, а двигатель в огнемёт с дозвуковой скоростью выброса газов (порядка 800 м\с учитывая температуру (- так вот зачем понадобились волшебные сплавы несмотря на огромный запас по охлаждению  :D)).

С набором высоты внешнее давление становилось всё меньше и область горения продвигается всё выше и выше. На внешнем фронте горения образуется скачок уплотнения, который со временем стал косым, что мы хорошо наблюдаем на видео.
Ракета разумеется при этом не разгонялась, но продолжала набирать высоту. Когда воздуха стало нехватать для поддержания горения факел погас, давление упало и двигатель снова перешёл в нормальный режим, что тоже явно видно на видео. Это произошло за 20 секунд до разделения ступеней. Скорость на этот момент была оценена мной в 2.2М. Вот за эти 20 секунд ракета двигалась уже с правильным ускорением примерно 4g(по timeline) и в результате набрала скорость порядка 3М.

Транаец! Это уже не смешно. Давление в КС не зависит от давления на срезе сопла.Скачок уплотнения продвигается к критике если только давление окружающей среды больше давления на срезе сопла. Что бы загнать скачок к критике двигун должен под водой работать на глубине метров 10. Вот уже 2,2М появилось.Откуда? Изначально было 1М.  И вообще Вы в очередной раз написали редкостную белиберду. Не надоело? Абрамович вроде бы под рукой.

Цитата: Корвет от 05.08.2010 22:46:13
Собственно как и предполагалось...
чем больше КС, тем хуже двигатель...
выдающийся ракетчик Токарев расказывает...


Вот что пишет автору о двигателе F-1 специалист  - ракетчик Токарев О.П.: « Двигатель F-1- однокамерный, а РД-170 – четырехкамерный при близкой мощности. Чем крупнее камера сгорания, тем сложнее обеспечить устойчивое горение в ней.

со всеми вытекающими...
я же говорил...

Цитата
THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY

At the outset, planners considered three different injector designs, all of them more or less based on the H-1 injector configuration. "However, stability characteristics were notably poorer," reported Leonard Bostwick, the F-1 engine manager at MSFC. "None of the F-1 injectors exhibited dynamic stability." Once instability got started in the engine, nothing stopped it until the test engineers cut off the propellants and shutdown the entire engine. Obviously, this was not the way to successful missions. The design team tried variations of baffled injectors and flat-faced injectors with little improvement, except that the flat-faced designs could be expected to create more damage than their counterparts with baffles. Finally, all hands agreed that the attempt to scale up the H-1 injector to the F-1 size just would not work. There were too many variables: high chamber pressures, a lower contraction ratio, greater density requirements for the injector, and much larger diameter of the thrust chamber. With the concurrence of MSFC, Rocketdyne began a new path of investigation to select an injector design with inherently stable combustion characteristics.32

The snags in the F-1's progress sharpened high-level skepticism about the feasibility of an engine the F-1's size. During a meeting of the [113] President's Science Advisory Committee early in 1961, one member, Donald Hornig, reportedly expressed strong reservations about the F-1 engine program because of fundamental problems in its development, adding that it might just be too big to make it work. Hugh Dryden, NASA's Deputy Administrator, got wind of these comments and wrote to Hugh Odishaw, of the National Academy of Sciences, to help set the record straight in the scientific advisory community. Dryden reported encouraging progress on new injector designs and characterized the tribulations of the F-1 as inevitable in engine work. "Such development problems are the common experience of every engine development with which I am familiar and are nothing to be concerned about," he counseled, "so long as one makes sure that the developing agency is taking a multipronged approach to obtaining a solution."33 Several new radial injector designs now become candidates for the F-1 engine. To acquire more accurate data, engineers ran tests with scaled-down models in a special low-pressure, two-dimensional transparent thrust chamber. This permitted the use of high-speed photography and "streak movies" to analyze the performance of the injectors in simulated operation. The most promising designs graduated to full-sized models in hot-fire tests which included bomb experiments (as in the H-1) and erratic propellant flows produced by an explosively driven piston. The new designs appeared to have combustion instability, an early concern, under control until 28 June 1962, when combustion instability resulted in the total loss of an F-1 engine. From there on, as von Braun drily remarked, "This problem assumed new proportions.34

Working quickly, MSFC established a combustion stability ad hoc committee, chaired by Jerry Thomson of Marshall, with six permanent members and five consultants chosen from MSFC, Lewis Research Center, the Air Force, industry, and universities. The group got together at Huntsville on 16 July to consider the recent loss of the F-1 engine and to review Rocketdyne's R&D efforts, as well as to provide technical assistance and coordinate all research on the problem. Rocketdyne had established its own stability council by the autumn of 1962 to pursue the issue of F-1 instability and also enlisted the support of leading authorities from government and universities. Rocketdyne's group was headed by Paul Castenholz and Dan Klute, temporarily relieved of their current duties for full-time attention to combustion instability. They reported directly to William J. Brennan, Rocketdyne's chief of propulsion engineering at the time.35

Reacting to deep concern expressed within the Office of Manned Space Flight, von Braun prepared a memo in November 1962 to reassure Seamans and others at Headquarters. Von Braun emphasized Marshall's concern and praised the steps taken by Rocketdyne to deal with the situation, but promised no quick or easy solutions. The memo from von [114] Braun gave a clear insight into the frustrations in searching for answers. Although various organizations had pursued combustion-instability research for the past 10 years, nobody had yet come up with an adequate understanding of the process itself. Therefore, it had not been possible to use suitable criteria in designing injectors to void combustion instability. "Lack of suitable design criteria has forced the industry to adopt almost a completely empirical approach to injector and combustor development," von Braun said. This approach is not only "costly and time consuming," he continued, but also"..."does not add to our understanding because a solution suitable for one engine system is usually not applicable to another." Von Braun urged more extensive research on the task, and suggested that universities in particular could put Ph.D. candidates to work on aspects of combustion and combustion instability for their dissertations.36

In the meantime, two more engines were lost in tests. D. Brainerd Holmes wanted a special briefing on the problem, which he received on 31 January 1963. At the end of the presentation, Holmes commented that the goal of beating the Russians to the moon seemed to be mired in F-1 problems. He asked if it was not time to start work on a backup scheme. The briefing team, which included representatives from MSFC and Rocketdyne, convinced Holmes that new work would detract from solving F-1 difficulties, which appeared to be succumbing to intensive government-industry engineering and university research.37 In March, however, Holmes wrote to von Braun, reemphasizing the need to get the F-1 effort on schedule to avoid slips in launch dates and the lunar landing goal. "I regard this problem as one of great seriousness," Holmes wrote, and asked to be kept informed on a daily basis.38

It took 12 months for Rocketdyne to work out a baffled injector design that functioned well enough to pass the preflight rating tests. Some vexatious anomalies persisted, however, especially in the injector's inability to recover from combustion oscillations artificially induced by bombs detonated inside the thrust chamber. This situation called for added research before the F-1 could pass muster for the final flight-rated design. By July 1964, with combustion stability work continuing, Rocketdyne received an additional contract of $22 million, including miscellaneous hardware and services, with a special allocation to accelerate the company's research in combustion stability.39

Significant theoretical work was accomplished by two Princeton researchers, David Harrje and Luigi Crocco, along with Richard Priem of the Lewis Research Center. When Crocco was in Europe on sabbatical during the academic year 1963-1964, he maintained correspondence with MSFC; NASA Headquarters even approved von Braun's request to send Rocketdyne and Marshall representatives to talk with Crocco in [115] Rome.40 To investigate the phenomenon of unstable combustion, engineers and researchers employed a wide range of instrumented apparatus and other aids. Among other paraphernalia, investigators introduced high-speed instrumentation to diagnose combustion in the thrust chamber and to evaluate modifications to the original designs. The exacting attention to details led to apparently minor changes that actually proved to be of major significance. After careful calculations of the effect, enlarging the diameters of the fuel injection orifices was later judged one of the most important single contributions to improved stability. Other careful changes included readjustment of the angles at which the fuel and oxidizer impinged.41 Several techniques of rather dramatic nature were also applied in the instability research. For the layman, the most bizarre aspect of F-1 testing (like the H-1) involved the use of small bombs to upset the thrust exhaust pattern to measure the engine's ability to recover from the disturbance. By varying the size of the bombs, test engineers could create instability of different intensities and evaluate the ability of the engine to restore stable conditions.

This procedure offered an immense saving in time and costs, because it eliminated the old methods of running hundreds of engine tests in an effort to acquire a quantity of useful statistics. Moreover, the ability to artificially subject the F-1 injector to severe operational stresses eventually resulted in a superior design with excellent damping characteristics. During early tests, self-triggered instability continued for more than 1600 milliseconds-a highly dangerous condition. The successful design recovered from deliberately triggered instability in less than 100 milliseconds. The final product included the redesigned orifices for LOX and fuel to improve the distribution pattern of propellants as well as a rearrangement of the injector baffles. The baffled injector, as opposed to the flat-faced type, was particularly effective in recovery during the deliberately triggered instability tests. The minute, exacting requirements of engine development were such that these seemingly insignificant changes required some 18 months to prove out, and the flight-rated model of the F-1 injector did not receive MSFC's imprimatur until January 1965.42

In the course of F-1 engine development, Rocketdyne personnel consistently emphasized the combustion stability investigations as one of the company's stiffest challenges, and its solution as one of its most satisfying achievements. Although engineers expected difficulties in this area because big engines with high chamber pressures inevitably developed random and unpredictable combustion instability, the size of the F-1 dramatically increased the size of the challenge. Rocketdyne managed to cope with the problem, although, as Brennan admitted in an address to the American Institute of Aeronautics and Astronautics in 1967, "the [116] causes of such instability are still not completely understood."43 Even though the F-1 engine performed satisfactorily, uncertainty concerning combustion instability persisted a decade later.*

Although combustion instability and injector development became the pacing items in the F-1 program, other thrust chamber problem areas required constant troubleshooting by Marshall and Rocketdyne engineers. During the first half of 1965, MSFC monitors at Rocketdyne's production facilities in Canoga Park, California, were worried about cracks in the thrust chamber jacket, while MSFC monitors at the Edwards Air Force Base test site were frustrated by cracks in the thrust chamber tubes. Engine 014 had been in and out of the test stand more than once for injector changes and thrust chamber tube repairs. In April 1965, the MSFC monitor at Edwards reported to Huntsville that the engine was back in the test stand once more. "Engine 014 apparently has a dog of a thrust chamber," he wrote in exasperation.44 Another troubleshooting effort that required considerable attention concerned a manufacturing sequence for the injectors. Unhappily, the problem appeared after a number of engine deliveries to the Boeing Company, the contractor for the S-IC first stage of the Saturn V. The injector incorporated multiorificed copper fuel and oxidizer rings, held by steel lands (rings) installed in a stainless steel body. To attach the copper rings to the steel lands of the injector body, workers performed a brazing operation. As test runs on R&D engines accumulated more and more time, the brazed bond joint failed, with very bad separation between the copper rings and steel lands. Analysis of all prior engine deliveries disclosed similar minute failures. In a somewhat elegant solution, new procedures called for replacements using gold-plated lands to offer a superior bonding surface during brazing. During the spring and summer of 1965, this investigation involved considerable testing and metallurgical analysis, not only to pinpoint the problem, but to confirm the effectiveness of the new procedures. Finally, several engines had to be retrofitted with the new "gold-plated" injectors.45

Цитата: жОпаньки !!! от 20.07.2010 11:05:56
Откуда вы взяли этот тезис? Можете его обосновать?

Двигатели F-1 были спроектированы ещё за 10 лет до полёта Аполлона-11. Они были разработаны даже не для НАСА, а для ВВС США в соответствии с их запросом от 1955 года. НАСА воспользовалось уже спроектированным двиглом. Правда, он был сырой и требовалась доработка, но времени и средств для этого было достаточно. К 1961 году движок был практически полностью готов и испытан.

Цитата
During 1966, the last year before the F-1 and J-2 powered Saturn V was scheduled for its first unmanned launch, the F-1 passed NASA's first article configuration inspection, the first major Apollo-Saturn propulsion.....

The F-1 test stand in the Mohave Desert towered 76 meters (note man at base). [125]

....system to Pass this exam, and on 6 September the F-1 received complete qualification for manned missions. The final tests for MSFC occurred on 15 November, with the acceptance firing of the S-IC-3 first stage: subsequent acceptance firings were earmarked for the Mississippi Test Facility near the Gulf, a more convenient location in terms of logistics between the test site and launch facilities at KSC. Before the epochal voyage of Apollo 11 began on 16 July 1969, five Saturn V launch vehicles lifted off from Cape Kennedy: one in 1967; two in 1968; and two more in early 1969. Despite the thousands of metric tons of cryogenic materials already consumed in research and in the hundreds upon hundreds of tests already accomplished, the pace of research involving the F-1 only seemed to quicken in the concluding months before Apollo 11 began its flight. Dozens of additional tests of the complete engine were run at Huntsville and at Edwards, as contractors and NASA engineers determinedly verified the maturity and reliability of the mammoth rocket engine.55

SUMMARY: H-1 AND F-1

Although the F-1 had its roots in early Air Force studies, it was a "newer" engine than the H-1. Troubles with the F-1, however, were primarily a function of proportions, not innovations. Both engines used the same liquid oxygen and RP-1 propellants, but size and performance characteristics made the F-1 fundamentally different. The H-1 experienced R&D Problems as it was uprated in thrust. Taking proven H-1 components, such as the injector, and scaling them up to F-1 requirements turned out to be not only difficult but basically impossible.

* In a note to the author (8 July 1976), John Sloop, a senior NASA propulsion engineer, noted that combustion instability, like engine knock, has long been studied, and engineers had learned to deal with it. But neither was yet fully comprehended.

Цитата: Gexagen от 04.08.2010 01:59:29
Покажите конкретно документ на английском (если мы неправильно перевели) из НАСА! а не Покровского в котором говорится о том что "трясся болезный на 6-ом апполончике" (ц)
в ваших ссылках я этого не нашел.

Цитата
Unlike the near perfect flight of Apollo 4, Apollo 6 experienced problems right from the start. Two minutes into the flight, the rocket experienced severe Pogo oscillations for about 30 seconds. George Mueller explained the cause to a congressional hearing:
   Pogo arises fundamentally because you have thrust fluctuations in the engines. Those are normal characteristics of engines. All engines have what you might call noise in their output because the combustion is not quite uniform, so you have this fluctuation in thrust of the first stage as a normal characteristic of all engine burning.

   Now, in turn, the engine is fed through a pipe that takes the fuel out of the tanks and feeds it into the engine. That pipe's length is something like an organ pipe so it has a certain resonance frequency of its own and it really turns out that it will oscillate just like an organ pipe does.

   The structure of the vehicle is much like a tuning fork, so if you strike it right, it will oscillate up and down longitudinally. In a gross sense it is the interaction between the various frequencies that causes the vehicle to oscillate.

In part due to the pogo, the spacecraft adaptor that attached the CSM and mockup of the Lunar Module to the rocket started to have some structural problems. Airborne cameras recorded several pieces falling off it at T+133s.

After the first stage was jettisoned at the end of its task, the S-II second stage began to experience its own problems. Engine number two (of five) had performance problems from 225 seconds after liftoff, abruptly worsened at 319 seconds, and then at 412 seconds shut down altogether. Then two seconds later Engine Number Three shut down as well. The onboard computer was able to compensate and the stage burned for 58 seconds more than normal. Even so the S-IVB third stage also had to burn for 29 seconds longer than usual. The S-IVB also experienced a slight performance loss, the significance of which would only become evident later.[1]

Цитата
The cause of the pogo during the first stage of the flight was well known. However, it had been thought that the rocket had been 'detuned'. To further dampen pressure oscillations in the fuel and oxidizer pumps and feed lines, cavities in these systems were filled with helium gas from the propulsion system's pneumatic control system, which acted to attenuate the oscillations.

Цитата
Не помогло однако

The problems of the Apollo 6 test would have resulted in an abort of a manned Apollo flight. However, the booster rocket shakedown on this mission was invaluable, as none of the eleven subsequent Saturn V flights experienced any serious problems.

Цитата
There was little press coverage of the Apollo 6 mission mainly because on the same day as the launch, Martin Luther King, Jr. was shot and killed in Memphis, Tennessee, and President Johnson had announced he would not seek reelection only five days before.

Цитата
Pogo and Other Problems

The pogo bounce had been observed (although to a much smaller degree) on Apollo 4, so its appearance during Apollo 6 did not come as a complete surprise. Also, five years earlier, in 1963, pogo had threatened to end the Gemini program when the Titan II suffered this phenomenon on launch after launch. Its apparent cause was a partial vacuum created in the fuel and oxidizer suction lines by the pumping rocket engines. This condition produced a hydraulic resonance - more simply, the engine skipped when the bubbles caused by the partial vacuum reached the firing chamber. Sheldon Rubin of the Aerospace Corporation had finally suggested installing fuel accumulators and oxidizer standpipes, to ensure a steady flow of propellants through the lines. This had solved the Gemini launch vehicle problems, and NASA had this background experience to draw on when the Saturn V began having pogo troubles.* 39

Pogo on Apollo 4 had been measured at one-tenth g, much less than the one-fourth g set as the upper limit in Gemini. The lower oscillation was probably the result of carrying just "a hunk of junk," to simulate lunar module weight, on the earlier flight. But a test article flown on Apollo 6 had the shape and weight of a real lander in the adapter. This change in mass distribution coupled back into the fuel system problem and increased the pogo oscillations. The mission analysts later discovered that two of the Saturn engines had been inadvertently tuned to the same frequency, probably aggravating the problem. (Engines in the Saturn V cluster were to be tuned to different frequencies to prevent any two or more of them from pulling the booster off balance and changing its trajectory during powered flight.)

The rocketeers at Huntsville first wanted to know from Houston whether a crew could have withstood the vibration levels on Apollo 6. If so, the next Saturn V flight could be manned, even without a pogo cure. Low informed Saturn V Program Manager Arthur Rudolph that these levels could not be tolerated. Marshall also asked whether the emergency detection system could be used to abort the mission automatically if such high vibrations again occurred. During Apollo 6, the system had cast one vote for ending the mission. Had it cast a second vote, abort would have been mandatory. Low and chief astronaut Donald Slayton did not want to use the system in an automatic pogo abort mode. Low met with George H. Hage, Phillips' deputy, and they decided on the immediate development of a "pogo abort sensor," a self-contained unit that would monitor and display spacecraft oscillations. From what the sensor told him, a spacecraft commander could decide whether to continue or stop the mission.40

Marshall Space Flight Center pulled an S-IC stage out of Michoud Assembly Facility, brought it to Huntsville, and erected it in a test stand. By May, Huntsville, Houston, and Washington Apollo officials were ready to attack the pogo problem. Hage agreed to head the activity until Eberhard Rees could finish his task on the command module at Downey and take over. At one time during the pogo studies, Lee B. James (who had replaced Rudolph as the Huntsville Saturn V manager) said, 1,000 engineers from government and industry were working on the problem.41

Out on the West Coast, at the rocket engine test site at Edwards Air Force Base, Rocketdyne started testing its F-1 engine in late May. In the first six tests, helium was injected into the liquid-oxygen feed lines in an attempt to interrupt the resonating frequencies that had caused the unacceptable vibration levels. In four of the six tests, the cure was worse than the disease, producing even more pronounced oscillations. The Saturn V people at Marshall also tried helium injection, but their results were decidedly different. No oscillations whatsover were observed. Tests using the S-IC stage's prevalves as helium accumulators were then conducted at both Edwards and Marshall. The prevalves were in the liquid-oxygen ducts just above the firing chambers of the five engines and were used to hold up the flow of oxygen in the fuel lines until late in the countdown, when the fluid was admitted to the main liquid-oxygen valves in preparation for engine ignition. The prevalves were modified to allow the injection of helium into the cavity about 10 minutes before liftoff; the helium would then serve as a shock absorber against any liquid-oxygen pressure surges.

What had happened to the S-II and S-IVB stages, with two of the five J-2 engines shutting down in one case and the single J-2 engine refusing to start in the other, was more of a mystery than pogo. During tests at Arnold Engineering Development Center, at Tullahoma, Tennessee, engineers discovered that frost forming on propellant lines when the engines were fired at ground temperatures served as an extra protection against lines burning through. But frosting did not take place in the vacuum of space; the lines could have failed because of this. Also, in the line leading to each of the engines was an augmented spark igniter. Next to the igniter was a bellows. During ground tests, liquid air, sprayed over the exterior to cool it, damped out any vibrations. Vacuum testing revealed that the bellows vibrated furiously and failed immediately after peak-fuel-flow rates began. These lines were strengthened and modified to eliminate the bellows.42

Another item noticed by the flight control monitors during the boosted flight of Apollo 6 (and later confirmed by photographs) was that a panel section of the adapter that housed the lander had fallen away just after the Saturn V started bouncing. The controllers had been amazed that the structural integrity was sufficient to carry the payload into orbit. James Chamberlin in Houston discovered that thermal pressure (and therefore moisture) had built up in the honeycomb panels during launch; with no venting to allow the extra pressure to escape, the panel had blown out. A layer of cork was applied to the exterior of the adapter to keep it cooler and to absorb the moisture, and holes were drilled in the adapter panels to relieve the internal pressure if heat did build up inside on future launches.43

Although Marshall was responsible for stability and dynamic structural integrity throughout the boost phase, the Manned Spacecraft Center could not afford to sit on the sidelines and watch while its sister center wrestled with these problems. Houston had to get an Apollo payload stack together for structural testing. On 16 May 1968, Low and James decided to use a "short stack" (the S-IC stage would be left out at this time but could be incorporated later).** Astronaut Charles Duke was sent to Huntsville to keep information flowing between the centers, and Rolf Lanzkron was assigned by Low to manage the spacecraft dynamic integrity testing, which was satisfactorily completed on 27 August with no major hardware changes found necessary.44

Цитата
Phillips and Hage arrived in Houston on 17 August and met with Gilruth, Low, Kraft, and Slayton. The Apollo program leader from Washington said that Webb had given him clear authority to prepare for a 6 December launch, to designate it as a C-prime mission, and to call it Apollo 8. He then ticked off what else had been authorized: they could assign Borman's crew to the flight, equip and train it to meet the 6 December launch, and speak of the flight as earth-orbital while continuing to plan for a lunar orbit. The plotters were well aware, and Phillips reemphasized it, that a successful command module qualification flight in earth orbit by Apollo 7 was the key to the first lunar flight's being approved for 1968.12 Now Houston had to train crews to fly that mission, as well as the others that would follow.

Цитата
Инженеры даже не смогли найти причины многочисленных проблем, каждая из которых привела бы к невыполнению миссии и весьма вероятной смерти экипажа.

Далее администраторы НАСА [Program Office] начали записывать разговоры между собой, и договариваться кому и что говорить, вести записи друг на друга и [Off record].  Многие вспомнили молодость и пошли в парашютисты.
А решение об аполлончике-8 (декабрь 1968) было принято в Вашингтоне (угадайте какое); в ноябре и вашингтонский ЦК сменился кстати, там тренированные парашютисты.

Цитата
In what was termed the October surprise, Johnson announced to the nation on October 31, 1968, that he had ordered a complete cessation of "all air, naval and artillery bombardment of North Vietnam", effective November 1, should the Hanoi Government be willing to negotiate and citing progress with the Paris peace talks. In the end, the divided Democratic Party crumbled enabling Republican Richard Nixon to win the election.

Johnson was not disqualified from running for a second full term under the provisions of the 22nd Amendment; he had served less than 24 months of President Kennedy's term. Had he stayed in the race and won and served out the new term, he would have been president for 9 years and 2 months, second only to Franklin Delano Roosevelt. Coincidentally, Johnson died just two days after what would have been the end of his second full term.

Цитата
"Военное дело просто и вполне доступно здравому уму человека. Но воевать сложно."
К.Клаузевиц

"Политика штука тонкая. А митинговать все могут."  
Препод диамата

Цитата: Опаньки !!! от 06.08.2010 12:48:40
Штандартенфюрер, хватит намёками изъясняться, говорите прямо, чего хотели.

Значит так.  Буду выкладывать фото вот с этой камеры:


А вы будете доказывать подлинность каждого фото.

Цитата: E-R
Ах, если, б, он знал это сам. (с)

А вы будете проверять, что звездное небо могло быть снято только с этого места и только в то время:


И так для каждого из 330 фото.  Договорились ?:

***

А что это за "дым" такой, как у мухомора ножка...
как-то всё подозрительно всё это,
и постоянно это происходит с аполонами почему-то...
странно-странно...

Цитата: перегрев от 06.08.2010 00:12:59
Вы знаете, что СО горит голубым пламенем? Почему не зелёным?

Читайте книжки - про пиротехнику например - там про это много сказано.

Цитата
Транаец, Вам же тысячу раз говорили, что в F-1 выхлоп ГГ выводится в сопловой насадок. ГГ-газ у F-1 восстановительный (с большим избытком горючего). При сгорании в среде кислорода с большим избытком горючего получается газ с большим количеством сажи (углерода) в ГГ.  Вот эта сажа нагревается и светит (не горит). Но при нагреве углерод начинает светиться. То же самое и с Сатурном, выведенный на периферию потока, ГГ-газ содержащий большое количество частичек твердого углерода, нагревается от основного факела и нагретые частички углерода дают этот характерный "рыжий" колер.

У меня нет претензий к цвету свечения сажи - чем больше скорость на выходе из сопла, тем ниже температура и давление и никакого противоречия нет.
А вот почти километровый! горящий хвост это уже нонсенс - Вы хоть у одной ракеты такой видели?
Думаете я соотношение компонентов просто так тут приводил?
ГГ обладают меньшей скоростью и их засасывает за край ракеты - это чётко видно даже после того, как потух факел - их я не рассматриваю.
Как Вы говорите соотношение компонентов для КС было 2.4 - при этом весь керосин должен гарантированно прореагировать до СО и воды - никакой сажи в хвосте быть не должно! Тем более керосина!
А тут прям фейерверк настоящий. Вот табличка, что производит двигатель на выхлопе, вот оно и может гореть, если конечно атмосфера есть

Выводы сами делайте - когда у автомобиля из выхлопной трубы огонь идёт, это повод задуматься о том, стоит ли на нём ехать.

Цитата
Это уже не смешно. Давление в КС не зависит от давления на срезе сопла.Скачок уплотнения продвигается к критике если только давление окружающей среды больше давления на срезе сопла. Что бы загнать скачок к критике двигун должен под водой работать на глубине метров 10.  

10 метров под водой это 2 атм. давления. Поглядите на "пожар" под ракетой - неужели такой пожар не мог создать 2атм.
Тем более, это нужно сделать лишь кратковременно, потом оно уже будет поддерживаться само.

Цитата
Вот уже 2,2М появилось.Откуда? Изначально было 1М.

Откуда вы взяли 1М?? - у меня в оценке было 2,2М.